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公开(公告)号：CN110398341B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN201910578149.0
申请日：2019-06-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/08
Abstract: 本发明涉及一种分离投放离心重力补偿装置，该装置包括旋转台、旋转臂、旋转配重、旋转杆；旋转台垂直固定在地面上，旋转台顶端设有电机，旋转臂垂直于固定套在旋转台电机转轴上顶端，电机转轴带动旋转臂能够绕旋转台旋转；旋转杆一端套在旋转臂内，另一端沿旋转臂延伸到旋转臂外部，并且端部用来固定被测载机模型，被测载机模型上安装有分离模型，载机模型的安装姿态能够调节，以保证分离模型分离方向为旋转杆的延长线方向；旋转臂和旋转杆绕旋转台旋转，离心力产生分离加速度，当被测载机模型旋转至分离点时，释放分离模型。
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公开(公告)号：CN114492227B
公开(公告)日：2025-01-21
申请号：CN202111646739.6
申请日：2021-12-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/28 , G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/10 , G06F119/10
Abstract: 本申请公开了基于飞行器振荡频率分析动稳定性的方法、装置和介质。根据本申请的技术方案，通过对飞行器不同振荡频率下的流动响应进行流动模态分解，观察不同频率下的流动模态变化，结合物面在不同频率振荡下的压力变化，可以解析出飞行器振荡频率对动稳定性影响的流动物理机制。本申请在分析动稳定流动特性时引入了流动模态分解方法，可以量化的分析振荡频率对动稳定性的影响的流动机理，建立微观结果——流动模态，与宏观性能指标——动导数的关系。
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公开(公告)号：CN114323544B
公开(公告)日：2024-06-11
申请号：CN202111522050.2
申请日：2021-12-13
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本申请涉及飞行器风洞投放模型试验设备的领域，具体公开了一种后向分离投放模型发射装置变出舱角机构，包括气缸发射机构、以及将气缸发射机构连接于载机上的变出舱角装置，变出舱角装置包括气缸支座和气缸紧固件，气缸支座通过螺栓连接于载机，气缸发射机构位于气缸支座和气缸紧固件之间，气缸紧固件与气缸支座之间通过螺栓连接，达到了内置飞行器在风洞中向后发射实现分离时，可以在载机模型攻角保持不变的情况下单独改变内置飞行器的出舱角度，并进而使内置飞行器模型在风洞流场中均作不受约束自由飞行的机构。
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公开(公告)号：CN117824976A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311854956.3
申请日：2023-12-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明公开了一种大质量外挂风洞投放试验机构，包括：弹射气缸缸体、弹射气缸推杆、机构支座、转轴、转轮、导轨、滑块、导轨槽、固定块、水平气缸缸体、水平气缸推杆、水平气缸封盖、限位钉、投放模型、前吊耳和后吊耳；弹射气缸缸体和水平气缸缸体安装在机构支座上；弹射气缸推杆位于弹射气缸缸体内；水平气缸推杆位于水平气缸缸体内；导轨槽安装在机构支座上，滑块通过导轨安装在导轨槽上；固定块安装在机构支座；转轮通过转轴安装在其中一个滑块上；水平气缸推杆与滑块通过限位钉连接；前吊耳和后吊耳分别安装在投放模型上。本发明采用弹射气缸施加一个作用在试验模型质心上的虚拟重力，可克服风洞弹射投放模型垂直方向加速度不足的缺点。
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公开(公告)号：CN116658303A
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202310465637.7
申请日：2023-04-26
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种亚燃超燃冲压发动机进气道结构及确定方法，进气道的外压缩段由外压缩段水平面、第一面板、第二面板、第三面板构成，内压缩段下端面的入口处设置有带偏角的唇口；进气道结构参数确定时，将亚燃冲压发动机进气道设计和超燃冲压发动机进气道设计组合起来，只需确定进气道入口马赫数，即可自主判定并选择相应的冲压发动机进气道几何构型确定流程，最终输出满足设计要求的最优进气道几何构型。本发明能够快速开展亚燃超燃冲压发动机二维进气道结构设计并给出优化外形和性能参数，为后续冲压发动机整体推进性能分析提供基础。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113295368A
公开(公告)日：2021-08-24
申请号：CN202110473960.X
申请日：2021-04-29
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G01M9/04
Abstract: 本发明提供一种后向分离风洞投放模型试验发射机构，采用多段滑道组合的方式使夹持机构不必完全打开就可以将内置飞行器以一定速度推出，从而突破了武器舱空间的限制，内置飞行器模型与载机按一定速度分后，内置飞行器模型在风洞流场中作不受约束自由飞行；同时通过工字型发射爪各结构面的形状设计，以及与滑道的配合，实现了对内置飞行器的稳定夹持和分离。可用于实现在风洞中，内置飞行器模型投放分离过程中的动态分离气动特性的分析，载机流场对其产生的影响和干扰分析，以及分离后飞行器的动态飞行运动轨迹研究，从而实现对内置飞行器的后向分离过程进行模拟。
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公开(公告)号：CN114510774B
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202111632430.1
申请日：2021-12-28
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/28 , G06F111/10 , G06F113/28
Abstract: 本申请公开了一种飞行器多体分离参数评估方法、电子设备及介质。该方法可以包括：针对研究工况进行数值模拟，确定多个典型分离工况；通过非定常风洞试验，确定每个典型分离工况的分离瞬态参数；根据分离瞬态参数，分别通过数值模拟、非定常风洞试验与CTS试验模拟对应的典型分离工况的分离参数；针对三种模拟手段获取的对应典型分离工况的分离参数进行对比互校，确定最终的分离参数。本发明通过多种研究手段相结合的一体化评估，获得更加准确的分离体气动力数据和分离体轨迹、姿态参数，对多体分离问题整体预测能力和研究准确度均获得了大大的提升。
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公开(公告)号：CN116842632A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310693889.5
申请日：2023-06-12
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F17/11 , G06F119/08 , G06F111/10
Abstract: 本发明公开了一种高速飞行器概念设计阶段空重快速计算方法，步骤一、划分飞行器表面网格并存储为三维网格点格式文件；步骤二、导入飞行器外形三维网格点格式文件及其他输入参数；步骤三、确定器表面防热区域并计算飞行器总表面面积、防热区域表面积；步骤四、计算飞行器冷、热结构质量；步骤五、计算飞行器机载设备、推进系统质量；步骤六、计算飞行器空重。利用本发明方法进行高速飞行器概念设计时，几何布局确定之后，仅需要划分一次飞行器表面网格就可以计算飞行器空重，同时该表面网格还可以用于飞行器气动性能和装载能力计算，减少多学科优化设计时间成本，提高计算效率。
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公开(公告)号：CN115855425A
公开(公告)日：2023-03-28
申请号：CN202211597878.9
申请日：2022-12-14
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种重力分离风洞自由飞试验装置，涉及风洞试验模型支撑及投放技术领域，包括：载机，底部设有分离仓，所述分离仓内设有活动部；分离物，设于所述分离仓内，与所述活动部可分离的嵌合连接；分离控制装置，位于所述分离仓内，用于控制所述活动部与所述分离物脱离嵌合，使所述分离物下落。本发明通过利用气动力和分离物重力，实现保证分离物初始分离速度为零，满足大质量分离物的风洞自由飞试验要求。且结构简单，可靠性高，仅通过控制活动部移动即可控制分离物脱离，操作十分方便。
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公开(公告)号：CN112649175A
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN202011481613.3
申请日：2020-12-15
Applicant: 中国航天空气动力技术研究院
Abstract: 本发明提出了一种风洞投放模型试验中弹簧压缩长度确定方法，包括：计算投放物模型的初始投放动能以及弹簧当量动能；确定所述弹簧需要提供的总动能；基于所述弹簧需要提供的总动能计算弹簧的变形量，确定弹簧压缩长度。本发明的特点是弹簧参数的确定加入了弹簧自身消耗动能，可以满足在弹簧质量不可忽略情况下的风洞投放试验模型试验要求，获得包括压缩长度在内的弹簧参数，从而确保风洞投放模型试验中投放物模型获得试验所要求的投放分离初速度，避免出现以往的弹簧设计方法，在弹簧质量不可忽略情况下，设计的弹簧参数使得投放物模型获得投放分离初速度明显不能满足试验要求的情况。
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